一種抑制傾轉旋翼機回轉顫振的旋翼槳葉構型設計的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種抑制傾轉旋翼機回轉顫振的旋翼槳葉構型，屬于傾轉旋翼機【技術領域】。包括槳葉大梁、蒙皮和填芯，保持大梁的位置、槳葉翼型及扭轉角不變的基礎上，從槳葉的某一徑向位置起至槳尖位置，在各剖面的翼型中弦線上距前緣點一定距離處將中弦線向上偏折一定角度，蒙皮和填芯同時也向上偏折相同角度，偏折部分的長度隨徑向位置的增加而線性增加。這種旋翼槳葉構型可以有效減小旋翼擺振面內的剪切氣動力，增加系統(tǒng)阻尼，因而具有良好的回轉顫振抑制效果，并有效提高回轉顫振速度。該構型滿足傾轉旋翼機旋翼槳葉結構基本性能的要求，而且結構簡單，不會增加槳葉重量。
【專利說明】一種抑制傾轉旋翼機回轉顫振的旋翼槳葉構型設計
【技術領域】
[0001]本發(fā)明屬于傾轉旋翼機【技術領域】，具體涉及一種抑制傾轉旋翼機回轉顫振的旋翼槳葉構型設計。
【背景技術】
[0002]傾轉旋翼機是一種介于直升機和固定翼飛機之間的新構型飛行器，其特點是旋翼相對于機翼可以向前傾轉90°。當旋翼處于垂直位置時，旋翼產生向上的拉力，此時旋翼相當于直升機的旋翼，使傾轉旋翼機以直升機模式起落和懸停；當旋翼處于水平位置時，旋翼產生向前的拉力，此時旋翼相當于飛機的螺旋槳，而升力完全由機翼產生，使傾轉旋翼機以飛機模式高速飛行。傾轉旋翼機兼具直升機垂直飛行和螺旋槳飛機高速前飛的能力的同時，也必然存在比直升機和螺旋槳飛機更復雜、更嚴重的動力學不穩(wěn)定問題，特別是在飛機模式高速前飛時，由于旋翼擺振面內剪切氣動力與機翼彈性變形之間的激勵耦合造成的一種氣動彈性不穩(wěn)定現象——回轉顫振?；剞D顫振是傾轉旋翼機的固有問題，嚴重制約了傾轉旋翼機效率與性能的提高，是傾轉旋翼機設計研發(fā)過程中必須解決的關鍵技術問題。
[0003]與其它飛行器的設計要求一樣，傾轉旋翼機在整個飛行包線內，不允許存在氣動彈性不穩(wěn)定。如何抑制回轉顫振是一個極其復雜的問題，目前工程上采用旋翼系統(tǒng)設計和機翼結構設計兩種手段解決。在旋翼系統(tǒng)設計方面，增加萬向鉸揮舞約束剛度、槳葉剛度和操縱系統(tǒng)剛度可以抑制回轉顫振，但受重量和許用載荷的限制，以上三種方法對回轉顫振的抑制效果是相當有限的，無法在實際旋翼系統(tǒng)設計中應用。在機翼結構設計方面，目前已有的傾轉旋翼機全部采用扭轉剛度很高的機翼來抑制回轉顫振。這必然帶來機翼相對厚度的增加(通常為機翼弦長的23% )，同時使全機重量和機翼的廢阻增加，進而大幅降低了傾轉旋翼機高速飛行時的效率和性能。

【發(fā)明內容】

[0004]本發(fā)明針對已有設計方法在傾轉旋翼機回轉顫振抑制方面存在的不足，提出了一種采用旋翼槳尖偏折的旋翼槳葉構型，用于傾轉旋翼機回轉顫振抑制問題。此旋翼槳葉構型在滿足傾轉旋翼機旋翼槳葉結構基本性能要求的同時，具有良好的回轉顫振抑制效果，并提高回轉顫振速度，而且結構簡單，不會增加槳葉重量。
[0005]本發(fā)明提供的旋翼槳葉構型是在傾轉旋翼機用槳葉的基礎上，保持設計時采用的翼型不變，首先，將0.75R?0.80R的徑向位置處翼型后緣點設為起始點；然后，從該起始點至槳尖位置向上偏折一定角度，保持偏折角度不變，偏折部分的長度隨徑向位置的增加而線性增加，在槳尖位置處偏折部分的長度占剖面翼型弦長的40%?50%。這種旋翼槳葉構型可以有效減小旋翼擺振平面內的剪切氣動力，因而可以有效抑制回轉顫振。
[0006]本發(fā)明的優(yōu)點在于:
[0007](I)本發(fā)明提供的旋翼槳葉構型能夠有效抑制回轉顫振并提高回轉顫振速度。
[0008](2)該旋翼槳葉構型符合旋翼設計的強度、剛度、氣動等方面的要求，同時不會對旋翼的使用、維護性產生不利影響。
[0009](3)該旋翼槳葉構型具有結構簡單和不增加重量的特點。
[0010](4)該旋翼槳葉構型僅對槳尖附近部分的升力有影響，因而不會對傾轉旋翼機原有旋翼的懸停性能和前飛性能產生太大影響。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0011]圖1是抑制回轉顫振旋翼槳葉構型的示意圖；
[0012]圖2是圖1中大梁4的剖面示意圖；
[0013]圖3是圖1中槳葉偏折的徑向截面A-A剖面圖；
[0014]圖4是A-A剖面圖蒙皮過渡處的局部放大圖；
[0015]圖5是圖1中的B-B剖面圖；
[0016]圖6是圖1中過渡部分6的C向視圖；
[0017]圖7是圖1中圓弧形槳尖后緣7的局部放大圖；
[0018]圖8a是系統(tǒng)模態(tài)頻率隨空速變化圖；
[0019]圖Sb是系統(tǒng)模態(tài)阻尼比隨空速變化圖；
[0020]圖中:
[0021]1、槳葉 2、上表面蒙皮 3、下表面蒙皮 4、大梁
[0022]5、泡沫或蜂窩填芯6、過渡部分 7、圓弧形槳尖后緣8、C形大梁
[0023]9、D形大梁 10、管型大梁 11、多閉腔結構大梁12、翼型前緣點
[0024]13、中弦線偏折點14、改進后的中弦線15、原中弦線 16、原上下表面蒙皮
[0025]17、翼型后緣點 18、前段蒙皮 19、后段蒙皮 20、中間段蒙皮
【具體實施方式】
[0026]下面結合附圖對本發(fā)明提出的抑制回轉顫振的旋翼槳葉構型設計進行詳細說明。
[0027]傾轉旋翼機的回轉顫振是由于旋翼擺振面內剪切氣動力和機翼彈性變形之間的激勵耦合造成的，這種剪切氣動力起到負阻尼的作用，使系統(tǒng)穩(wěn)定性下降。從這一基本原理出發(fā)，本發(fā)明提出的旋翼槳葉構型，通過槳尖附近部分偏折，改善旋翼的氣動特性，減小旋翼擺振平面內的剪切氣動力以達到增加系統(tǒng)阻尼、抑制回轉顫振及提高回轉顫振速度的目的。
[0028]如圖1所示,傾轉旋翼機旋翼槳葉I結構主要包括上表面蒙皮2、下表面蒙皮3、大梁4、填芯5。
[0029]大梁4可由合金鋼或鈦合金擠壓成型或采用復合材料整體成型。如圖2所示，大梁4的結構形式可以采用C形大梁8、D形大梁9、管型大梁10或多閉腔結構大梁11等。由于傾轉旋翼機旋翼槳葉存在較大的非線性負扭轉，大梁4需要保持與槳葉相同的扭轉角。填芯5可采用泡沫塑料或蜂窩結構，其與上下表面蒙皮組成的夾層結構與大梁4采用膠接方式連接。
[0030]本發(fā)明保持大梁4的位置、扭轉角及槳葉翼型不變的基礎上，對槳尖附近部分采用向上偏折的方式進行改進。
[0031]槳葉向上偏折，偏折徑向起點為距旋轉中心0.75R?0.8R的翼型后緣點，徑向終點為槳尖處翼型中弦線40%?50%處，偏折角度為10°?15°，槳葉偏折長度隨徑向位置增加呈線性增加。
[0032]其中，槳葉上表面、下表面過渡處采用圓弧過渡。
[0033]其中，槳葉槳尖的后緣為圓弧形狀。
[0034]如圖1所示，槳葉偏折的徑向起始點距旋轉中心0.75R?0.8R處。如圖3所示，在截面A-A位置，從翼型中弦線偏折點13起，使上表面蒙皮2、下表面蒙皮3和填芯5整體向上偏折，以使改進后的中弦線14相對于原中弦線15向上偏折一定角度,該角度為10°?15°。偏折后，在槳葉上下表面，前段蒙皮18與后段蒙皮19會形成凹凸尖角，考慮到槳葉氣動上的限制，如圖4所示，前段蒙皮18與后段蒙皮19采用圓弧相切過渡形成中間段蒙皮20。前段蒙皮18、中間段蒙皮20和后段蒙皮19與填芯5緊密貼合并膠接。
[0035]如圖5所示，在槳尖處的截面B-B位置，從距翼型前緣點12處50%?60%弦長處的中弦線偏折點13起，使上表面蒙皮2、下表面蒙皮3和填芯5整體向上偏折，以使改進后的中弦線14相對于原中弦線15均向上偏折一定角度，該角度與截面A-A相同。在槳葉上下表面過渡處，上表面蒙皮2、下表面蒙皮3的處理方式也與A-A截面相同。如圖4所示，前段蒙皮18與后段蒙皮19米用圓弧相切過渡形成中間段蒙皮20。前段蒙皮18、中間段蒙皮20和后段蒙皮19與填芯5緊密貼合并膠接。
[0036]如圖1所示,從徑向起始點至槳尖處的截面B-B,各截面的上表面蒙皮2、下表面蒙皮3和填芯5處理方式與A-A截面相似，中弦線偏折點13距翼型前緣點12的距離隨徑向位置的增加而線性減小，但保持偏折角度與截面A-A和截面B-B相同。在槳葉上下表面過渡處，上表面蒙皮2、下表面蒙皮3的處理方式也與A-A截面和截面B-B相同。
[0037]如圖1和圖6所示，考慮到制造上的方便，槳葉偏折的徑向起始點的過渡部分6采用圓弧過渡。
[0038]如圖1和圖7所示，考慮到槳葉槳尖激波和噪聲的限制，槳葉槳尖部分的后緣形狀為一圓弧7。
[0039]實施例
[0040]本例中針對XV-15傾轉旋翼機半展長風洞模型，采用提出的旋翼槳葉構型進行回轉顫振抑制。該模型采用的旋翼為萬向鉸式旋翼，旋翼轉速Ω = 458r/min,旋翼半徑R =
3.82m，共有3片槳葉。槳葉存在非線性負扭轉，根部扭轉角為0°，槳尖扭轉角為-45° ；槳葉弦長為356mm，槳葉根部翼型為NACA64_935a = 0.3，槳葉端部翼型為NACA64_208a =
0.3。本例中保持大梁4的位置、扭轉角及槳葉翼型不變，僅對槳尖附近部分進行改進。圖1槳葉偏折的徑向起始點位于距旋轉中心0.75R處。槳尖處面B-B剖面的中弦線偏折點13距翼型前緣點12的距離為弦長的50%。從徑向起始點至槳尖處面B-B剖面，中弦線偏折點13距翼型前緣點12的距離隨徑向位置的增加而線性減小，但在各截面上，從中弦線偏折點13起，改進后的中弦線14相對于原中弦線15均向上偏折15°。
[0041]將旋翼槳葉構型改進前后，傾轉旋翼機系統(tǒng)的模態(tài)頻率與模態(tài)阻尼隨空速變化情況進行對比。圖8a和圖Sb分別為模態(tài)頻率與模態(tài)阻尼隨空速變化情況。由圖8a可以看出，旋翼槳葉構型改進后，對系統(tǒng)具有穩(wěn)定作用的(-1模態(tài)的頻率有所增加。由圖Sb可以看出，旋翼槳葉構型改進后，系統(tǒng)基階模態(tài)β_1、V、C、t的阻尼比有所增加，因此可以有效抑制回轉顫振；特別是決定系統(tǒng)回轉顫速度的關鍵模態(tài)V，其模態(tài)阻尼比的提高使得回轉顫振速度較旋翼槳葉構型改進前提高了 32km/h。
[0042]圖中:c表示機翼弦向彎曲模態(tài)、V表示機翼垂直彎曲模態(tài)、t表示機翼扭轉模態(tài)、β ο表示旋翼集合型揮舞模態(tài)、β-1表示萬向鉸低頻揮舞模態(tài)、β+l表示萬向鉸高頻揮舞模態(tài)、1 -1表示旋翼低頻擺振模態(tài)、1 +1表示旋翼高頻擺振模態(tài)。
[0043]本實例中，本發(fā)明提出的旋翼槳葉構型，具有良好的回轉顫振抑制效果，并有效提高回轉顫振速度。該構型滿足傾轉旋翼機旋翼槳葉結構基本性能的要求，而且結構簡單，不會增加槳葉重 量。
【權利要求】
1.一種抑制傾轉旋翼機回轉顫振的旋翼槳葉構型設計，其特征在于，將槳葉向上偏折，偏折徑向起點為X，徑向終點為y，偏折角度為a，槳葉偏折長度隨徑向位置增加呈線性增加。
2.根據權利要求1所述的一種抑制傾轉旋翼機回轉顫振的旋翼槳葉構型設計，所述的X為距旋轉中心0.75R?0.8R的翼型后緣點。
3.根據權利要求1所述的一種抑制傾轉旋翼機回轉顫振的旋翼槳葉構型設計，所述的y為槳尖處翼型中弦線40%?50%處。
4.根據權利要求1所述的一種抑制傾轉旋翼機回轉顫振的旋翼槳葉構型設計，所述的a 為 10° ?15°。
5.根據權利要求1所述的一種抑制傾轉旋翼機回轉顫振的旋翼槳葉構型設計，所述槳葉的上表面蒙皮、下表面蒙皮過渡處采用圓弧過渡。
6.根據權利要求1所述的一種抑制傾轉旋翼機回轉顫振的旋翼槳葉構型設計，所述槳葉的槳尖的后緣為圓弧形狀。
【文檔編號】B64C27/467GK104002966SQ201410242731
【公開日】2014年8月27日 申請日期:2014年6月3日 優(yōu)先權日:2014年6月3日
【發(fā)明者】羅漳平, 金萬增, 向錦武 申請人:北京航空航天大學